CH708794A2

CH708794A2 - Gas turbine arrangement.

Info

Publication number: CH708794A2
Application number: CH01659/14A
Authority: CH
Inventors: Scott Jacob Huth; Michael James Fedor
Original assignee: Gen Electric
Priority date: 2013-10-30
Filing date: 2014-10-29
Publication date: 2015-04-30
Also published as: CN204552833U; US9453427B2; DE102014115699A1; US20150118016A1; JP2015086874A

Abstract

Die Erfindung betrifft eine Gasturbinenanordnung (200). Die Gasturbinenanordnung (200) weist ein massives Laufrad (214), eine hintere Turbinenwelle (228) und eine hintere Verbindung (226), die das massive Laufrad (214) mit der hinteren Turbinenwelle (228) verbindet, auf. Die Gasturbinenanordnung (200) enthält ferner eine Abdeckblende (230), die zwischen dem massiven Laufrad (214) und der hinteren Turbinenwelle (228) angeordnet ist. Die Abdeckblende (230) ist eingerichtet, um eine Strömung eines Verdichterentnahmefluids nach innen durch die hintere Verbindung (226) und aus der hinteren Turbinenwelle (228) nach aussen zu leiten.The invention relates to a gas turbine arrangement (200). The gas turbine assembly (200) includes a solid impeller (214), a turbine rear shaft (228), and a rear linkage (226) connecting the solid impeller (214) to the turbine rear shaft (228). The gas turbine assembly (200) further includes a shroud (230) disposed between the solid impeller (214) and the turbine rear shaft (228). The shroud (230) is configured to direct a flow of a compressor bleed fluid inwardly through the rearward link (226) and out the turbine rearward shaft (228).

Description

GEBIET DER OFFENBARUNGAREA OF REVELATION

[0001] Ausführungsformen der vorliegenden Offenbarung betreffen allgemein Gasturbinen und insbesondere Systeme und Verfahren zum Spülen einen hinteren Verbindung eines Laufrades der letzten Stufe. Embodiments of the present disclosure relate generally to gas turbine engines, and more particularly to systems and methods for purging a rearward link of a final stage impeller.

HINTERGRUND ZU DER ERFINDUNGBACKGROUND TO THE INVENTION

[0002] Gasturbinen sind in industriellen und kommerziellen Betrieben weit verbreitet. Eine typische Gasturbine enthält einen Verdichter vorne, eine oder mehrere Brennkammern in etwa in der Mitte und eine Turbine hinten. Der Verdichter verleiht dem Arbeitsfluid (z.B. Luft) kinetische Energie, um ein verdichtetes Arbeitsfluid in einem hochenergetischen Zustand zu erzeugen. Das verdichtete Arbeitsfluid tritt aus dem Verdichter aus und strömt zu den Brennkammern, in denen es sich mit einem Brennstoff vermischt und entzündet, um Verbrennungsgase mit einer hohen Temperatur und einem hohen Druck zu erzeugen. Die Verbrennungsgase strömen zu der Turbine, in der sie expandieren, um Arbeit zu verrichten. Z.B. kann eine Expansion der Verbrennungsgase in der Turbine eine Welle drehend antreiben, die mit einem Generator verbunden ist, um Elektrizität zu erzeugen. Gas turbines are widely used in industrial and commercial operations. A typical gas turbine includes a compressor at the front, one or more combustion chambers at about the middle, and a turbine at the rear. The compressor imparts kinetic energy to the working fluid (e.g., air) to produce a compressed working fluid in a high energy state. The compressed working fluid exits the compressor and flows to the combustion chambers, where it mixes with a fuel and ignites to produce high temperature, high pressure combustion gases. The combustion gases flow to the turbine where they expand to do work. For example, For example, expansion of the combustion gases in the turbine may rotationally drive a shaft connected to a generator to generate electricity.

[0003] Der Verdichter und die Turbine weisen gewöhnlich einen gemeinsamen Rotor auf, der sich von einer Stelle in der Nähe zu der Vorderseite des Verdichters zu einer Stelle in der Nähe der Rückseite der Turbine erstreckt. Der Rotor ist gewöhnlich eingerichtet, um einen Teil der verdichteten Luft durch einen oder mehrere Kühlkreisläufe zu leiten, um verschiedene Komponenten der Gasturbine zu kühlen. Die Kühlkreisläufe können jedoch gegebenenfalls nicht in der Lage sein, eine hintere Verbindung eines Laufrades der letzten Stufe ausreichend zu kühlen und/oder zu spülen, ohne einen grossen Temperaturgradienten in dem Laufrad der letzten Stufe hervorzurufen. The compressor and turbine typically have a common rotor extending from a location near the front of the compressor to a location near the rear of the turbine. The rotor is typically configured to direct a portion of the compressed air through one or more cooling circuits to cool various components of the gas turbine engine. However, the refrigeration circuits may not be able to sufficiently cool and / or purge a rear connection of a final stage impeller without causing a large temperature gradient in the final stage impeller.

KURZE BESCHREIBNG DER ERFINDUNGBRIEF DESCRIPTION OF THE INVENTION

[0004] Einige oder alle der vorstehenden Bedürfnisse und/oder Probleme können durch manche Ausführungsformen der vorliegenden Anmeldung bewältigt werden. Gemäss einer Ausführungsform ist eine Gasturbinenanordnung offenbart. Die Gasturbinenanordnung kann ein massives Laufrad, eine hintere Turbinenwelle und eine hintere Verbindung enthalten, die das massive Laufrad mit der hinteren Turbinenwelle verbindet. Die Turbinenanordnung kann ferner eine Abdeckblende enthalten, die zwischen dem massiven Laufrad und der hinteren Turbinenwelle angeordnet ist. Die Abdeckblende kann eingerichtet sein, um eine Strömung eines Verdichterentnahmefluids nach innen durch die hintere Verbindung und von der hinteren Turbinenwelle nach aussen zu leiten. Some or all of the above needs and / or problems may be overcome by some embodiments of the present application. In one embodiment, a gas turbine assembly is disclosed. The gas turbine assembly may include a solid impeller, a turbine rear axle, and a rear link connecting the solid impeller to the turbine rear axle. The turbine assembly may further include a shroud disposed between the solid impeller and the turbine rear shaft. The shroud may be configured to direct a flow of a compressor bleed fluid inwardly through the rearward connection and outward from the turbine rearward shaft.

[0005] In der zuvor erwähnten Anordnung kann das massive Laufrad ein massives Laufrad der letzten Stufe aufweisen. In the aforementioned arrangement, the solid impeller may have a solid impeller of the last stage.

[0006] Alternativ oder zusätzlich kann die Anordnung ferner ein mit einer Bohrung versehenes Laufrad aufweisen, das benachbart zu einer Vorderseite des massiven Laufrades angeordnet ist. Alternatively or additionally, the arrangement may further comprise a bore provided with an impeller, which is arranged adjacent to a front side of the solid impeller.

[0007] Die Anordnung der zuvor erwähnten Art kann ferner eine vordere Verbindung aufweisen, die das mit einer Bohrung versehene Laufrad und das massive Laufrad miteinander verbindet. The arrangement of the aforementioned type may further comprise a front connection which connects the impeller provided with a bore and the solid impeller with each other.

[0008] Alternativ oder zusätzlich kann die Anordnung ferner einen vorderen Laufradzwischenraum aufweisen, der zwischen dem mit einer Bohrung versehenen Laufrad und dem massiven Laufrad ausgebildet ist. Alternatively or additionally, the arrangement may further comprise a front impeller gap formed between the impeller provided with a bore and the solid impeller.

[0009] Die Anordnung einer beliebigen vorstehend erwähnten Art kann ferner einen hinteren Laufradzwischenraum aufweisen, der zwischen dem massiven Laufrad, der hinteren Turbinenwelle und der Abdeckblende ausgebildet ist. The arrangement of any type mentioned above may further comprise a rear wheel space, which is formed between the solid impeller, the turbine rear shaft and the Abdeckblende.

[0010] Alternativ oder zusätzlich kann die Anordnung einer beliebigen vorstehend erwähnten Art ferner einen Schwalbenschwanzkanal aufweisen, der sich axial durch das massive Laufrad hindurch erstreckt. Alternatively or additionally, the arrangement of any kind mentioned above may further comprise a dovetail channel extending axially through the solid impeller.

[0011] Als eine weitere Alternative oder zusätzlich kann die Anordnung ferner eine Durchflusssteuerungsvorrichtung aufweisen, die stromabwärts von der hinteren Verbindung angeordnet ist, wobei die Durchflusssteuerungsvorrichtung eingerichtet ist, um die Strömung des Verdichterentnahmefluids durch die hintere Verbindung zu dosieren. As a further alternative or in addition, the assembly may further include a flow control device disposed downstream of the rearward link, the flow control device configured to meter the flow of the compressor discharge fluid through the rearward connection.

[0012] Die Durchflusssteuerungsvorrichtung kann eine feststellbare Blende aufweisen. The flow control device may comprise a lockable aperture.

[0013] Gemäss einer weiteren Ausführungsform ist eine Gasturbinenanordnung offenbart. Die Gasturbinenanordnung kann ein massives Laufrad der letzten Stufe, eine hintere Turbinenwelle, die benachbart zu dem massiven Laufrad der letzten Stufe angeordnet ist, und eine hintere Verbindung, die das massive Laufrad der letzten Stufe mit der hinteren Turbinenwelle verbindet, enthalten. Die Turbinenanordnung kann ferner eine Abdeckblende enthalten, die zwischen dem massiven Laufrad der letzten Stufe und der hinteren Turbinenwelle angeordnet ist. Die Abdeckblende kann eingerichtet sein, um eine Strömung eines Verdichterentnahmefluids nach innen durch die hintere Verbindung und von der hinteren Turbinenwelle nach aussen zu leiten. According to another embodiment, a gas turbine assembly is disclosed. The gas turbine assembly may include a final stage solid impeller, a turbine rear shaft disposed adjacent to the final stage solid impeller, and a rear connection connecting the final stage solid impeller to the turbine rear axle. The turbine assembly may further include a filler panel disposed between the final stage solid impeller and the turbine rear axle. The shroud may be configured to direct a flow of a compressor bleed fluid inwardly through the rearward connection and outward from the turbine rearward shaft.

[0014] Die zuvor erwähnte Anordnung gemäss der zweiten Ausführungsform kann ferner ein mit einer Bohrung versehenes Laufrad aufweisen, das benachbart zu einer Vorderseite des massiven Laufrades der letzten Stufe angeordnet ist. The aforementioned arrangement according to the second embodiment may further comprise a bore-provided impeller disposed adjacent to a front side of the final-stage solid impeller.

[0015] Alternativ oder zusätzlich kann die Anordnung ferner eine vordere Verbindung aufweisen, die das mit einer Bohrung versehene Laufrad mit dem massiven Laufrad der letzten Stufe verbindet. Alternatively or additionally, the arrangement may further comprise a front connection which connects the impeller provided with a bore with the solid impeller of the last stage.

[0016] Die Anordnung gemäss der zweiten Ausführungsform einer beliebigen vorstehend erwähnten Art kann ferner einen vorderen Laufradzwischenraum aufweisen, der zwischen dem mit einer Bohrung versehenen Laufrad und dem massiven Laufrad der letzten Stufe ausgebildet ist. The arrangement according to the second embodiment of any kind mentioned above may further comprise a front wheel space, which is formed between the bore-provided impeller and the solid impeller of the last stage.

[0017] Alternativ oder zusätzlich kann die Anordnung ferner einen hinteren Laufradzwischenraum aufweisen, der zwischen dem massiven Laufrad der letzten Stufe, der hinteren Turbinenwelle und der Abdeckblende ausgebildet ist. Alternatively or additionally, the arrangement may further comprise a rear wheel space formed between the solid impeller of the last stage, the rear turbine shaft and the Abdeckblende.

[0018] Die Anordnung der zweiten Ausführungsform einer beliebigen vorstehend erwähnten Art kann ferner einen Schwalbenschwanzkanal aufweisen, der sich axial durch das massive Laufrad der letzten Stufe hindurch erstreckt. The arrangement of the second embodiment of any kind mentioned above may further comprise a dovetail channel extending axially through the massive impeller of the last stage.

[0019] Die Anordnung der zweiten Ausführungsform einer beliebigen vorstehend erwähnten Art kann ferner eine Durchflusssteuerungsvorrichtung aufweisen, die stromabwärts von der hinteren Verbindung angeordnet ist, wobei die Durchflusssteuerungsvorrichtung eingerichtet ist, um die Strömung des Verdichterentnahmefluids durch die hintere Verbindung zu dosieren. The arrangement of the second embodiment of any kind mentioned above may further comprise a flow control device located downstream of the rear connection, the flow control device being arranged to meter the flow of the compressor discharge fluid through the rear connection.

[0020] Die Durchflusssteuerungsvorrichtung kann eine verstellbare Blende aufweisen. The flow control device may include an adjustable orifice.

[0021] Ferner ist gemäss einer weiteren Ausführungsform ein Verfahren zum Spülen einer hinteren Verbindung zwischen einem Laufrad der letzten Stufe und einer hinteren Turbinenwelle einer Turbinenanordnung offenbart. Das Verfahren kann ein Leiten einer Strömung von Verdichterentnahmeluft innerhalb der Turbinenanordnung enthalten. Das Verfahren kann ferner ein Anordnen einer Abdeckblende zwischen dem massiven Laufrad der letzten Stufe und der hinteren Turbinenwelle enthalten. Die Abdeckblende kann eine Umhüllung um die hintere Verbindung herum bilden. Ausserdem kann das Verfahren ein Leiten der Strömung des Verdichterentnahmefluids nach innen durch die hintere Verbindung hindurch und von der hinteren Turbinenwelle nach aussen durch die Abdeckblende enthalten. Further, according to another embodiment, a method of purging a rear connection between a last-stage impeller and a turbine rear-end turbine shaft is disclosed. The method may include directing a flow of compressor bleed air within the turbine assembly. The method may further include placing a filler panel between the final stage solid impeller and the turbine rear axle. The filler panel may form a wrap around the rear connection. In addition, the method may include directing the flow of the compressor discharge fluid inwardly through the rearward connection and out the rearward turbine shaft out through the filler panel.

[0022] Das zuvor erwähnte Verfahren kann ferner ein Dosieren der Strömung des Verdichterentnahmefluids durch die hintere Verbindung mit einer Durchflusssteuerungsvorrichtung aufweisen, die stromabwärts von der hinteren Verbindung angeordnet ist. The aforesaid method may further comprise metering the flow of the compressor discharge fluid through the rearward connection with a flow control device located downstream of the rearward connection.

[0023] Alternativ oder zusätzlich kann das Verfahren ferner ein Spülen der hinteren Verbindung mit der Strömung des Verdichterentnahmefluids aufweisen. Alternatively, or additionally, the method may further include purging the aft link with the flow of the compressor discharge fluid.

[0024] Weitere Ausführungsformen, Aspekte und Merkmale der Erfindung werden für Fachleute auf dem Gebiet aus der folgenden detaillierten Beschreibung, den begleitenden Zeichnungen und den beigefügten Ansprüchen ersichtlich. Further embodiments, aspects and features of the invention will become apparent to those skilled in the art from the following detailed description, the accompanying drawings and the appended claims.

KURZE BESCHREIBUNG DER ZEICHNUNGENBRIEF DESCRIPTION OF THE DRAWINGS

[0025] Es wird nun auf die beigefügten Zeichnungen Bezug genommen, die nicht notwendigerweise massstabsgetreu gezeichnet sind. Reference will now be made to the accompanying drawings, which are not necessarily drawn to scale.

[0026] Fig. 1 zeigt in schematisierter Weise eine beispielhafte Gasturbine gemäss einer Ausführungsform. Fig. 1 shows schematically an exemplary gas turbine according to one embodiment.

[0027] Fig. 2 zeigt in schematisierter Weise eine beispielhafte Turbinenanordnung gemäss einer Ausführungsform. Fig. 2 shows schematically an exemplary turbine arrangement according to an embodiment.

[0028] Fig. 3 zeigt in schematisierter Weise eine beispielhafte Turbinenanordnung gemäss einer Ausführungsform. Fig. 3 shows schematically an exemplary turbine arrangement according to one embodiment.

[0029] Fig. 4 zeigt in schematisierter Weise eine Turbinenanordnung gemäss einer Ausführungsform. Fig. 4 shows schematically a turbine arrangement according to one embodiment.

DETAILLIERTE BESCHREIBUNG DER ERFINDUNGDETAILED DESCRIPTION OF THE INVENTION

[0030] Anschauliche Ausführungsformen werden nun hier nachstehend in grösseren Einzelheiten unter Bezugnahme auf die beigefügten Zeichnungen beschrieben, in denen einige, jedoch nicht alle Ausführungsformen dargestellt sind. Die vorliegenden Systeme und Verfahren können in weit vielfältigen Formen verkörpert sein und sollten nicht als auf die hierin erläuterten Ausführungsformen beschränkt angesehen werden. Gleiche Bezugszeichen bezeichnen durchweg gleiche Elemente. Illustrative embodiments will now be described hereinafter in more detail with reference to the accompanying drawings, in which some, but not all embodiments are shown. The present systems and methods may be embodied in many diverse forms and should not be construed as limited to the embodiments discussed herein. Like reference numerals designate like elements throughout.

[0031] Fig. 1 zeigt eine beispielhafte schematische Ansicht einer Gasturbine 100, wie sie hierin verwendet werden kann. Die Gasturbine 100 kann einen Verdichter 102 enthalten. Der Verdichter 102 kann eine ankommende Luftströmung 104 verdichten. Der Verdichter 102 kann die verdichtete Luftströmung 104 zu einer Brennkammer 106 liefern. Die Brennkammer 106 kann die verdichtete Luftströmung 104 mit einer unter Druck stehenden Brennstoffströmung 108 vermischen und das Gemisch zünden, um eine Strömung von Verbrennungsgasen 110 zu erzeugen. Obwohl nur eine einzelne Brennkammer 106 veranschaulicht ist, kann die Gasturbine 100 eine beliebige Anzahl von Brennkammern 106 enthalten. Die Strömung der Verbrennungsgase 110 kann zu einer Turbine 112 geliefert werden. Die Strömung der Verbrennungsgase 110 kann die Turbine 112 antreiben, um so mechanische Arbeit zu verrichten. Die in der Turbine 112 verrichtete mechanische Arbeit kann den Verdichter 102 über eine Welle 114 und eine externe Last 116, wie beispielsweise einen elektrischen Generator oder dergleichen, antreiben. FIG. 1 shows an exemplary schematic view of a gas turbine engine 100 as may be used herein. The gas turbine 100 may include a compressor 102. The compressor 102 may compress an incoming airflow 104. The compressor 102 may deliver the compressed airflow 104 to a combustor 106. The combustor 106 may mix the compressed airflow 104 with a pressurized fuel stream 108 and ignite the mixture to produce a flow of combustion gases 110. Although only a single combustor 106 is illustrated, the gas turbine engine 100 may include any number of combustors 106. The flow of the combustion gases 110 may be supplied to a turbine 112. The flow of the combustion gases 110 may drive the turbine 112 so as to perform mechanical work. The mechanical work done in the turbine 112 may drive the compressor 102 via a shaft 114 and an external load 116, such as an electric generator or the like.

[0032] Die Gasturbine 100 kann Erdgas, verschiedene Arten von Synthesegas und/oder andere Arten von Kraftstoffen verwenden. Die Gasturbine 100 kann eine beliebige einzelne von einer Anzahl unterschiedlicher Gasturbinen sein, die von der General Electric Company aus Schenectady, New York, angeboten werden, zu denen einschliesslich, jedoch nicht darauf beschränkt, Hochleistungs-Gasturbinen der 7er oder 9er Reihe oder dergleichen gehören. Die Gasturbine 100 kann verschiedene Konfigurationen aufweisen und kann andere Arten von Komponenten verwenden. Die Gasturbine 100 kann eine aus Flugtriebwerken abgeleitete Gasturbine, eine industrielle Gasturbine oder eine Kolbenkraftmaschine sein. Es können auch andere Arten von Gasturbinen hierin verwendet werden. Es können auch mehrere Gasturbinen, andere Arten von Turbinen und andere Arten von Energieerzeugungsausrüstung gemeinsam hierin verwendet werden. The gas turbine 100 may use natural gas, various types of syngas, and / or other types of fuels. The gas turbine engine 100 may be any one of a number of different gas turbines offered by General Electric Company of Schenectady, New York, including, but not limited to, high performance 7 or 9 Series gas turbines or the like. The gas turbine engine 100 may have various configurations and may use other types of components. The gas turbine engine 100 may be an aircraft engine-derived gas turbine, an industrial gas turbine, or a piston engine. Other types of gas turbines may be used herein. Also, multiple gas turbines, other types of turbines, and other types of power generation equipment may be used together herein.

[0033] Fig. 2 zeigt in schematisierter Weise eine Querschnittsansicht einer beispielhaften Turbinenanordnung 200, wie sie hierin verwendet werden kann. Wie veranschaulicht, kann die Turbinenanordnung 200 allgemein eine Anzahl von Stufen, wie beispielsweise eine erste Stufe 202, eine zweite Stufe 204, eine dritte Stufe 206 und eine vierte Stufe 208, enthalten, obwohl mehr oder weniger Stufen enthalten sein können. Jede Stufe kann eine rotierende Schaufel 210 enthalten, die sich in einen Heissgaspfad 212 hinein erstreckt. Jede der rotierenden Schaufeln 210 kann mit einem Laufrad 214 über eine Schwalbenschwanzanordnung 216 oder dergleichen verbunden sein. In einigen Fällen kann eines oder können mehrere der Laufräder 214 eine durch dieses hindurchführende axiale Bohrung 218 aufweisen. FIG. 2 schematically illustrates a cross-sectional view of an exemplary turbine assembly 200 as may be used herein. As illustrated, the turbine assembly 200 may generally include a number of stages, such as a first stage 202, a second stage 204, a third stage 206, and a fourth stage 208, although more or fewer stages may be included. Each stage may include a rotating blade 210 extending into a hot gas path 212. Each of the rotating blades 210 may be connected to an impeller 214 via a dovetail assembly 216 or the like. In some cases, one or more of the wheels 214 may have an axial bore 218 therethrough.

[0034] Ein Teil der verdichteten Luftströmung aus dem Verdichter kann die Brennkammern umströmen und direkt zu der Turbinenanordnung 200 zur Kühlung und/oder Spülung der verschiedenen Komponenten der Turbinenanordnung 200 geliefert werden. Z.B. kann die umgeleitete Verdichterluftströmung eine Innenumfang-Verdichterentnahmeluft 220 enthalten. Die Verdichterentnahmeluft 220 kann durch die Bohrung 218 hindurch und in die Laufradzwischenraumkavitäten 215 hinein strömen, die zwischen allen der Laufräder 214 ausgebildet sind. Ein Teil der Vedichterentnahmeluft 220 kann zwischen den Laufrädern über einen Kanal 217, der an der Verbindungsstelle der Schwalbenschwanzanordnung 216 ausgebildet ist, und/oder durch die Verbindungen 222, die die Laufräder 214 verbinden, strömen. Die Verdichterentnahmeluft 220 kann verwendet werden, um die Laufradzwischenraumkavitäten 215 innerhalb der Turbinenanordnung 200 unter Druck zu setzen, um einen Differenzdruck zwischen den Laufradzwischenraumkavitäten 215 und dem Heissgaspfad 212 in der Turbinenanordnung 200 zu erzeugen. Zusätzlich kann die Verdichterentnahmeluft 220 verwendet werden, um die verschiedenen Komponenten der Turbinenanordnung 200 zu kühlen und/oder zu spülen. A portion of the compressed airflow from the compressor may bypass the combustion chambers and be delivered directly to the turbine assembly 200 for cooling and / or purge of the various components of the turbine assembly 200. For example, For example, the bypassed compressor airflow may include an inner circumference compressor extraction air 220. The compressor bleed air 220 may flow through the bore 218 and into the impeller clearance cavities 215 formed between all of the impellers 214. A portion of the denuder extraction air 220 may flow between the impellers via a passage 217 formed at the junction of the dovetail assembly 216 and / or through the connections 222 connecting the impellers 214. The compressor bleed air 220 may be used to pressurize the impeller interstitial cavities 215 within the turbine assembly 200 to create a differential pressure between the impeller interspace cavities 215 and the hot gas path 212 in the turbine assembly 200. In addition, the compressor bleed air 220 may be used to cool and / or purge the various components of the turbine assembly 200.

[0035] In einigen Fällen kann eines oder können mehrere der Laufräder 214 massive Laufräder sein. Das heisst, die Bohrung 218 kann in den massiven Laufrädern weggelassen sein. Z.B. kann das Laufrad 224 der letzten Stufe ein massives Laufrad 225 sein, das keine durch dieses hindurchführende Bohrung aufweist. Ein übliches Problem mit Laufrädern der letzten Stufe liegt in der Unfähigkeit, eine hintere Verbindung 226 zwischen dem massiven Laufrad 224 der letzten Stufe und einer hinteren Turbinenwelle spülen zu können. In manchen Ausführungsformen kann eine Abdeckblende 230 zwischen dem massiven Laufrad 224 der letzten Stufe und der hinteren Turbinenwelle 328 angeordnet sein. Die Abdeckblende 230 kann einen Kreislauf 227 schaffen, der Luft von dem Laufrad 224 der letzten Stufe durch die hintere Verbindung 226 hindurch und über die hintere Turbinenwelle 228 nach aussen liefert. Die Abdeckblende 230 kann der hinteren Verbindung 226 ermöglichen, mit einer im Wesentlichen die gleiche Temperatur aufweisenden Luft gespült zu werden, die sich an der Vorderseite des massiven letzten Laufrades 224 befindet. Da beide Seiten des massiven letzten Laufrades 224 (vordere und hintere) Luft mit im Wesentlichen der gleichen Temperatur empfangen können, können ausserdem die thermischen Belastungen in dem massiven letzten Laufrad 224 reduziert werden. Auf diese Weise kann die Abdeckblende 230 die Verdichterentnahmeluft 220 daran hindern, nach aussen ausgeblasen zu werden, nachdem sie das massive letzte Laufrad 224 passiert hat; stattdessen kann die Abdeckblende 230 die Verdichterentnahmeluft 220 nach innen (oder einwärts) durch die hintere Verbindung 226 und durch die hintere Turbinenwelle 228 nach aussen führen. In some cases, one or more of the wheels 214 may be solid wheels. That is, the bore 218 may be omitted in the solid wheels. For example, For example, the final stage impeller 224 may be a solid impeller 225 having no bore therethrough. A common problem with last stage wheels is the inability to be able to flush a rear link 226 between the final stage solid impeller 224 and a turbine rear axle. In some embodiments, a shroud 230 may be disposed between the final stage solid impeller 224 and the turbine rear shaft 328. The shroud 230 may provide a circuit 227 that delivers air from the last stage impeller 224 through the rearward connection 226 and out the rearward turbine shaft 228. The cover panel 230 may allow the rear connection 226 to be purged with substantially the same temperature air located at the front of the solid last impeller 224. In addition, since both sides of the massive last impeller 224 can receive air (front and rear) at substantially the same temperature, the thermal stresses in the massive last impeller 224 can be reduced. In this way, the shroud 230 may prevent the compressor bleed air 220 from being blown outwardly after passing the massive last impeller 224; instead, the shroud 230 may direct the compressor bleed air 220 inwardly (or inwardly) through the rearward link 226 and through the turbine rearward shaft 228.

[0036] Fig. 3 zeigt in schematisierter Weise eine Querschnittsansicht einer beispielhaften Turbinenanordnung 300, wie sie hierin verwendet werden kann. Die Turbinenanordnung 300 kann ein massives Laufrad 302 der letzten Stufe enthalten. Z.B. kann das massive Laufrad der letzten Stufe ein massives Laufrad der vierten Stufe sein, obwohl weitere Stufen enthalten sein können. Das massive Laufrad 302 der letzten Stufe kann eine Vorderseite 304 und eine Hinterseite 306 enthalten. Das massive Laufrad 302 der letzten Stufe kann ferner einen Schwalbenschwanzkanal 308 enthalten, der eingerichtet ist, um einen entsprechenden Schwalbenschwanz, der einer Laufschaufel zugeordnet ist, aufzunehmen. Der Schwalbenschwanzkanal 308 kann eingerichtet sein, um eine Strömung von Verdichterentnahmeluft 310 zu gestatten, durch diesen hindurch zwischen den Verbindungsstellen zu strömen. FIG. 3 schematically illustrates a cross-sectional view of an exemplary turbine assembly 300 as may be used herein. The turbine assembly 300 may include a solid impeller 302 of the last stage. For example, For example, the massive impeller of the final stage may be a solid impeller of the fourth stage, although other stages may be included. The solid impeller 302 of the last stage may include a front 304 and a rear 306. The final stage solid impeller 302 may further include a dovetail channel 308 configured to receive a corresponding dovetail associated with a blade. The dovetail channel 308 may be configured to allow a flow of compressor bleed air 310 to flow therethrough between the connection points.

[0037] Die Turbinenanordnung 300 kann ferner eine hintere Turbinenwelle 312 enthalten. Die Hinterseite 306 des massiven Laufrades 302 der letzten Stufe kann mit der hinteren Turbinenwelle 312 über eine hintere Verbindung 314 verbunden sein. In einigen Fällen kann die hintere Verbindung 314 eine Bolzenverbindung oder dergleichen sein. The turbine assembly 300 may further include a turbine rear axle 312. The rear side 306 of the final stage solid impeller 302 may be connected to the turbine rear axle 312 via a rear link 314. In some cases, the rear connection 314 may be a bolted joint or the like.

[0038] In einigen Ausführungsformen kann die Turbinenanordnung 300 eine Abdeckblende 316 enthalten, die zwischen dem massiven Laufrad 302 der letzten Stufe und der hinteren Turbinenwelle 312 angeordnet ist. Z. B. kann die Abdeckblende 316 sich von der Hinterseite 306 des massiven Laufrades 302 der letzten Stufe zu der hinteren Turbinenwelle 312 erstrecken. Die Abdeckblende 316 kann sich längs des Umfangs um die hintere Verbindung314 herum erstrecken. Das heisst, die abdeckblende 316 kann um die hintere Verbindung 314 herum angeordnet sein, um so die hintere Verbindung 314 zwischen der Hinterseite 306 des massiven Laufrades 302 der letzten Stufe und der hinteren Turbinenwelle 312 zu umschliessen. Die abdeckblende 316 kann eingerichtet sein, um die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 nach innen durch die hintere Verbindung 314 hindurch und aus der hinter en Turbinenwelle 314 heraus nach aussen zu leiten. In some embodiments, the turbine assembly 300 may include a filler panel 316 disposed between the final stage solid impeller 302 and the turbine rear axle 312. For example, the shroud 316 may extend from the rear side 306 of the final stage solid impeller 302 to the turbine rear shaft 312. The cover panel 316 may extend circumferentially around the rear connection 314. That is, the cover panel 316 may be disposed about the rearward connection 314 so as to enclose the rearward connection 314 between the rearward side 306 of the final stage solid impeller 302 and the turbine rearward shaft 312. The shroud 316 may be configured to direct the flow of the compressor bleed air 310 inwardly through the rearward connection 314 and out of the turbine rearward shaft 314.

[0039] In einigen Fällen kann die Turbinenanordnung 300 ein mit einer Bohrung versehenes Laufrad 318 enthalten, das benachbart zu der Vorderseite 304 des massiven Laufrades 302 der letzten Stufe angeordnet ist. Das gebohrte Laufrad 318 kann mit der Vorderseite 304 des Laufrades der letzten Stufe über eine vordere Verbindung 320 verbunden sein. In einigen Fällen kann die vordere Verbindung 320 eine Bolzenverbindung oder dergleichen sein. Wie sein Name andeutet, kann das gebohrte Laufrad 318 eine durch dieses hindurchführende Axialbohrung 322 enthalten. Die Axialbohrung 322 kann eingerichtet sein, um der Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 zu ermöglichen, durch diese hindurch zu strömen. In some cases, the turbine assembly 300 may include a bore impeller 318 disposed adjacent the front face 304 of the final stage solid impeller 302. The drilled impeller 318 may be connected to the front side 304 of the last stage impeller via a forward link 320. In some cases, the forward link 320 may be a bolted joint or the like. As its name implies, the drilled impeller 318 may include an axial bore 322 therethrough. The axial bore 322 may be configured to allow the flow of the compressor bleed air 310 to flow therethrough.

[0040] Ein vorderer Laufradzwischenraum 324 kann zwischen dem gebohrten Laufrad 318 und dem massiven Laufrad 302 der letzten Stufe ausgebildet sein, und ein hinterer Laufradzwischenraum 326 kann zwischen dem massiven Laufrad 302 der letzten Stufe, der Abdeckblende 316 und der hinteren Turbinenwelle 312 ausgebildet sein. Auf diese Weise kann die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 durch die Bohrung 322 hindurch und in den vorderen Laufradzwischenraum 324 hinein strömen. Anschliessend kann die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 durch die vordere Verbindung 320 hindurch und in den Schwalbenschwanzkanal 308 hinein strömen. Die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 kann aus dem Schwalbenschwanzkanal 308 heraus in den hinteren Laufradzwischenraum 326 hinein strömen. Die Abdeckblende 316 kann die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310, die aus dem Schwalbenschwanzkanal 308 heraustritt nach innen durch die hintere Verbindung 314 hindurch und aus der hinteren Turbinenwelle 312 nach aussen führen. Demgemäss kann die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 die hintere Verbindung 314 mit einer im Wesentlichen die gleiche Temperatur aufweisenden Luft spülen, die sich an der Vorderseite 304 des massiven letzten Laufrades 302 befindet, wodurch die Temperaturgradienten über dem massiven letzten Laufrad 302 reduziert werden, die bei der Verwendung gesonderter Kühlkreisläufe an der vorderen 304 und der hinteren 306 Seite des massiven letzten Laufrades 302 vorliegen können. A front impeller clearance 324 may be formed between the drilled impeller 318 and the final stage solid impeller 302, and a rear impeller clearance 326 may be formed between the final stage solid impeller 302, the filler panel 316, and the turbine rear axle 312. In this manner, the flow of the compressor bleed air 310 may flow through the bore 322 and into the front impeller gap 324. Thereafter, the flow of the compressor bleed air 310 may flow through the forward link 320 and into the dovetail channel 308. The flow of the compressor bleed air 310 may flow out of the dovetail channel 308 into the rear wheel clearance 326. The shroud 316 may direct the flow of the compressor bleed air 310 exiting the dovetail channel 308 inwardly through the rearward connection 314 and out of the turbine rearward shaft 312. Accordingly, the flow of the compressor bleed air 310 may purge the rearward connection 314 with substantially the same temperature air located at the front face 304 of the massive last impeller 302, thereby reducing the temperature gradients over the massive last impeller 302 that was encountered in the FIG Use of separate cooling circuits on the front 304 and the rear 306 side of the massive last impeller 302 may be present.

[0041] In manchen Ausführungsformen kann die Turbinenanordnung 300 eine Durchflusssteuerungsvorrichtung 328, wie beispielsweise eine verstellbare Blende 330, enthalten, die eingerichtet ist, um die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 durch die hintere Verbindung 314 hindurch zu dosieren. Z.B. kann die Durchflusssteuerungsvorrichtung 328 ein stationäres Rohr oder dergleichen enthalten, das der hinteren Turbinenwelle 312 zugeordnet ist und das eingerichtet ist, um der Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 zu gestatten, zu der Umgebungsluftaussenseite der Turbinenanordnung 300 auszutreten. Eine verstellbare Blende 330 an der stationären Rohrschnittstelle kann eingestellt werden, um die richtige Strömungsdosierung zu ermöglichen. Ausserdem können in einigen Fällen die Temperaturen und der Druck gemessen werden, so dass die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 auf der Basis von Motor zu Motor optimiert werden kann. In some embodiments, the turbine assembly 300 may include a flow control device 328, such as an adjustable orifice 330, configured to meter the flow of the compressor bleed air 310 through the rearward connection 314. For example, For example, the flow control device 328 may include a stationary pipe or the like associated with the turbine rear axle 312 and configured to allow the flow of the compressor extraction air 310 to exit to the ambient air outside of the turbine assembly 300. An adjustable orifice 330 at the stationary tube interface can be adjusted to allow for proper flow metering. In addition, in some instances, the temperatures and pressure may be measured so that the flow of the compressor bleed air 310 may be optimized on an engine-to-engine basis.

[0042] Wie in Fig. 4 dargestellt, kann die Turbinenanordnung 300 ein Loch 400 (oder eine Öffnung) in der hinteren Turbinenwelle 312 enthalten. Auf diese Weise kann die Strömung der Verdichterentnahmeluft 310 anstatt durch die Bohrung der hinteren Turbinenwelle 312 durch das Loch 400 hindurchtreten. In einigen Fällen kann das Loch 400 eine Dosiervorrichtung, wie die Durchflusssteuerungsvorrichtung 328 nach Fig. 3 , enthalten. As illustrated in FIG. 4, the turbine assembly 300 may include a hole 400 (or opening) in the turbine rear axle 312. In this manner, the flow of the compressor bleed air 310 may pass through the hole 400 instead of through the bore of the turbine rear shaft 312. In some cases, the hole 400 may include a metering device, such as the flow control device 328 of FIG. 3.

[0043] Obwohl Ausführungsformen in einer Sprache beschrieben worden sind, die für strukturelle Merkmale und/oder methodische Handlungen spezifisch ist, sollte verstanden werden, dass die Offenbarung nicht notwendigerweise auf die beschriebenen speziellen Merkmale oder Handlungen beschränkt ist. Vielmehr sind die speziellen Merkmale und Handlungen als anschauliche Formen zur Implementierung der Ausführungsformen offenbart. Although embodiments have been described in language specific to structural features and / or methodological acts, it should be understood that the disclosure is not necessarily limited to the specific features or acts described. Rather, the specific features and acts are disclosed as illustrative forms for implementing the embodiments.

[0044] Ausführungsformen der vorliegenden Anmeldung umfassen eine Gasturbine. Die Gasturbine kann ein massives Laufrad, eine hintere Turbinenwelle und eine hintere Verbindung, die das massive Laufrad mit der hinteren Turbinenwelle verbindet, enthalten. Die Turbinenanordnung kann ferner eine Abdeckblende enthalten, die zwischen dem massiven Laufrad und der hinteren Turbinenwelle angeordnet ist. Die Abdeckblende kann eingerichtet sein, um eine Strömung eines Verdichterentnahmefluids nach innen durch die hintere Verbindung und aus der hinteren Turbinenwelle nach aussen zu leiten. Embodiments of the present application include a gas turbine. The gas turbine may include a solid impeller, a rear turbine shaft, and a rear link connecting the solid impeller to the rear turbine shaft. The turbine assembly may further include a shroud disposed between the solid impeller and the turbine rear shaft. The shroud may be configured to direct a flow of a compressor bleed fluid inwardly through the rearward link and out of the turbine rearward shaft.

Claims

A gas turbine engine assembly having a flow of a compressor exhaust fluid, the gas turbine engine assembly comprising: a solid impeller; a rear turbine shaft; a rear link connecting the solid impeller to the rear turbine shaft; a filler panel disposed between the solid impeller and the turbine rear axle, the filler panel being configured to direct the flow of the compressor discharge fluid inwardly through the rearward connection and beyond the turbine rearward shaft.

2. The arrangement of 1, wherein the solid impeller has a solid impeller of the last stage.

3. Arrangement according to claim 1 or 2, further comprising a bore provided with an impeller, which is arranged adjacent to a front side of the solid impeller.

4. Arrangement according to claim 3, further comprising a front connection, which connects the bore provided with the impeller and the solid impeller, and / or further comprising a front wheel space, which is formed between the bore provided with the impeller and the solid impeller is.

5. An assembly according to any one of the preceding claims, further comprising a rear impeller space formed between the solid impeller, the turbine rear shaft and the Abdeckblende.

6. An assembly according to any one of the preceding claims, further comprising a dovetail channel extending axially through the solid impeller.

7. An assembly according to any one of the preceding claims, further comprising a flow control device disposed downstream of the rearward connection, the flow control device configured to meter the flow of the compressor discharge fluid through the rearward connection; wherein the flow control device preferably comprises an adjustable orifice.

8. A gas turbine assembly having a flow of a compressor extraction fluid, the gas turbine assembly comprising: a massive impeller of the last stage; a turbine rear shaft disposed adjacent to the final stage solid impeller; a rear link connecting the final stage solid impeller to the rear turbine shaft; a filler panel disposed between the final stage solid impeller and the turbine rear axle, the filler panel being configured to direct the flow of the compressor discharge fluid inwardly outwardly through the rearward connection and beyond the turbine rearward shaft.

9. A method for purging a rearward connection between a final stage impeller and a turbine engine rear turbine shaft comprising: Directing a flow of a compressor bleed air within the turbine assembly; Placing a filler panel between the final stage solid impeller and the turbine rear shaft, the filler panel forming a wrap around the rearward connection; and Directing the flow of the compressor discharge fluid inwardly through the rearward connection and outwardly from the turbine rearward shaft through the filler panel.

10. The method of claim 9, further comprising metering the flow of the compressor discharge fluid through the rearward connection with a flow control device located downstream of the rearward connection and / or purging the rearward connection with the flow of the compressor discharge fluid.